一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，所述检测装置包括供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块、显示模块和控制单元，该装置具备体积小、便于移动、易于使用、可靠性高、自动化程度高等优点。本发明专利技术涉及的检测装置，充分考虑了座舱压力调节系统在一线或野外环境维护中的各个影响因素，适用于在一线或野外环境中进行座舱压力调节系统的排故作业。

Field detecting device for military aircraft cabin pressure regulating system

The present invention relates to military aircraft cabin pressure regulating system of field detection device, the detection device comprises a power supply module, power supply module, test the cockpit simulation cabin, Eva air simulation module and the input module, display module and control unit, the device has small volume, easy to move, easy to use, high reliability and high degree of automation. The present invention relates to a detection device, give full consideration to the cabin pressure regulating system in the maintenance of the impact of various environmental factors in line or field, suitable for in line or in the field of cabin pressure regulating system troubleshooting work.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种军用飞机座舱压力调节系统的检测装置，尤其是适用于在外场环境下，针对由座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部附件组成的座舱压力调节系统进行检测的检测装置。
技术介绍
据统计，军用飞机环控系统的故障比例较高，而且随着飞机服役年限的增加，环控系统发生故障的概率有逐渐增加的趋势。座舱压力调节系统是飞机环控系统的重要组成部分之一，其主要作用是根据飞行高度控制来自引气分系统的空气压力，以保证座舱内气压值、压差、压力变化率满足要求，从而为飞行员提供一个良好舒适的操纵环境，满足飞行员的生理需求。对故障进一步分析可知，座舱压力调节系统中的座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件的故障概率占据较大的比例。而座舱压力控制器是座舱压力调节系统的控制机构，座舱排气活门是座舱压力调节系统的执行机构，座舱安全活门是座舱压力的安全保障机构，它们对座舱压力的调节起着决定性的作用，其常见的故障现象通常为座舱余压超差(其中余压是指座舱压力与座舱外大气压力的差值)、压力变化率超差(压力变化率是指因飞机上升或下降而引起的飞机座舱压力的变化速率，当变化率较大时，飞行员耳膜两侧压力达不到平衡，就会在耳膜内外两侧形成压差，使人感觉不舒服、疼痛甚至耳膜破裂)，飞行员的反应通常为“压耳”现象，在仪表显示方面则会出现“升降速率表摆动”等现象，这些问题都严重影响着飞行员的精神状态和身心健康、牵扯着飞行员的精力、制约着飞行员操纵飞机性能的稳定发挥，成为诱发飞行事故的重要原因之一。据了解，现有技术中还没有适用于在外场环境中使用的座舱压力调节系统的检测装置，无法满足军用飞机座舱压力调节系统出现故障时外场的检修需求。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，它能够实现对军用飞机座舱压力调节系统中座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件的定性和定量的测试，快速定位飞机座舱压力调节系统的故障部件，满足座舱压力调节系统外场排故的需要。本专利技术提出的一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，具体包括：供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源；电源测试模块，对所述交流电源的电压、电流和频率以及所述直流电源的电压和电流进行测试，与所述供电模块通过电路进行连接；座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境；舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压，舱外大气模拟舱通过连接气路与座舱模拟舱连通，并在连接气路上设置阀门；输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目；显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果；控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与所述的供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。优选的，座舱模拟舱和舱外大气模拟舱之间的连接气路为两条，两条连接气路上均设置阀门。优选的，两条连接气路上设置的阀门为三位四通的电磁阀。优选的，座舱模拟舱和舱外大气模拟舱均由舱体和舱门组成，舱体和舱门之间设置硅橡胶密封圈，舱门上均设置观察窗。优选的，座舱模拟舱由座舱模拟室、气压源和第一压力传感器组成；其中气压源由气源、第一气滤、第一流量阀、第一电磁阀、流量计组成，除了流量计与单纯气路并联外，其它各部件通过气路依次连接，第一流量阀、第一电磁阀、流量计分别通过电路与控制单元进行连接；第一压力传感器安装在座舱模拟室中，通过电路与控制单元进行连接。优选的，气源为空气压缩机或冷气瓶，具体可以根据外场的装备情况，选择性的使用空气压缩机或冷气瓶。优选的，座舱模拟舱中的第一电磁阀为两位三通电磁阀。优选的，舱外大气模拟舱由舱外大气模拟室、负压源和第二压力传感器组成；其中负压源由负压支路和大气支路并联而成；负压支路由真空泵、第二流量阀、第二电磁阀组成，各部件通过气路依次连接，第二流量阀和第二电磁阀分别通过电路与控制单元进行连接；大气支路上设置第二气滤，第二气滤通过气路与第二电磁阀连接；第二压力传感器安装在舱外大气模拟室中，通过电路与控制单元进行连接。优选的，第二电磁阀为两位三通电磁阀。优选的，电源测试模块采用测试和显示二合一的仪表，电源测试的结果直接在该仪表上显示。附图说明图1为军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置的结构原理图，图中的实线表示检测装置内部各组成部件之间的电路连接，虚线表示检测装置内部各组成部件之间的气路连接。图2为座舱模拟舱和舱外大气模拟舱的结构原理图。具体实施方式下面以某型飞机的座舱压力调节系统为例，结合附图，介绍本专利技术的具体实施方式。该型飞机的座舱压力调节系统主要由座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件组成。座舱压力控制器是座舱压力调节系统的控制机构，座舱排气活门是座舱压力调节系统的执行机构，由座舱压力控制器按照座舱压力调整规律，通过调整座舱排气活门的开度自动调节座舱压力及压力变化率。座舱安全活门是座舱压力调节系统的安全保障机构，用于座舱的应急充气和放气，防止因座舱余压和负压超过规定值而损坏座舱结构。工作时，由引气系统输送来的空气进入座舱，当座舱压力超过规定值时，由座舱压力控制器控制座舱排气活门，通过增大活门开度，进而降低座舱压力；反之，通过减小活门开度，进而增大座舱压力。座舱压力调节系统对座舱压力调节分为三个阶段：低空自由通风阶段、绝对压力调节阶段和剩余压力调节阶段。(1)低空自由通风阶段在0～H1高度范围内，座舱排气活门处于常开位置，保证座舱一直处于通风状态，座舱压力变化规律与气压随高度变化规律相同，但是由于座舱排气活门存在一定的流阻，所以座舱压力一直比舱外大气压力高出一个固定的差值，即座舱存在一定的余压。(2)绝对压力调节阶段当飞行高度位于H1～H2高度范围内，进入绝对压力调节阶段，按照压力调节规律调整座舱压力。在此阶段，当座舱压力高于当前飞行高度规定的压力值时，由座舱压力控制器中的绝对压力调节机构控制座舱排气活门的开度增大，使得座舱压力恢复到规定值；当座舱压力低于当前飞行高度规定的压力值时，则由座舱压力控制器中的绝对压力调节结构控制座舱排气活门的开度减小，使得座舱压力恢复到规定值。在此阶段，由于座舱余压(即座舱压力与座舱外大气压的差值)小于规定值A，座舱压力控制器中的余压控制机构不起作用。(3)剩余压力调节阶段当飞行高度大于等于H2时，进入剩余压力调节阶段，座舱压力保持等余压。在此阶段，当座舱余压超过规定值A时时，座舱压力控制器中的余压控制机构开始工作，而绝对压力调节机构不再起到调节作用。通过座舱压力控制器中的余压控制机构，控制座舱排气活门的开度增大，使得座舱余压降低，并恢复到规定值A；当座舱余压小于规定值A时，控制座舱排气活门的开度减小，使得座舱余压升高，并恢复到规定值A。经过分析发现，该型飞机的座舱压力调节系统的常见故障包括：(1)系统供电不符合要求，造成部件不能正常工作或损坏，以致于影响系统的正常工作；(2)因座舱压力控制器、座舱压力调节器座舱排气活门或座舱安全活门故障而引起的“泄露量超差”；(3)因座舱压力控制器、座舱压力调节器座舱排气活门或座舱安全活门故障而引起的“余压超差”；(4)因座舱安全活门故障而引起的在紧急情况下“座舱无法快速充气或放气”。通过进一步的分析，针对以上的常见本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，其特征在于，包括：供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源；电源测试模块，对所述交流电源的电压、电流和频率以及所述直流电源的电压和电流进行测试，与所述供电模块通过电路进行连接；座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境；舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压，舱外大气模拟舱通过连接气路与座舱模拟舱连通，并在连接气路上设置阀门；输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目；显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果；控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与所述的供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。

【技术特征摘要】
1.一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，其特征在于，包括：供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源；电源测试模块，对所述交流电源的电压、电流和频率以及所述直流电源的电压和电流进行测试，与所述供电模块通过电路进行连接；座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境；舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压，舱外大气模拟舱通过连接气路与座舱模拟舱连通，并在连接气路上设置阀门；输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目；显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果；控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与所述的供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。2.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述座舱模拟舱和所述舱外大气模拟舱之间的连接气路为两条，两条连接气路上均设置阀门。3.如权利要求2所述的检测装置，其特征在于，两条连接气路上设置的阀门为三位四通的电磁阀(1)。4.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述座舱模拟舱和所述舱外大气模拟舱均由舱体和舱门组成，舱体和舱门之间设置硅橡胶密封圈，舱门上均设置观察窗。5.如权利要求1至3任一所述的检测装置，其特征在于，所述座舱模拟舱由座舱模拟室(2)、气压源和第一压力传感器(4)组成；其中气压源由气源(31)...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵红军，浦鹏，许海华，崔旭涛，王赛赛，赵颖颖，薛崇伟，
申请(专利权)人：赵红军，
类型：发明
国别省市：山东;37